항공기 엔진을 구성하는 부품 중 하나인 블레이드의 파손에 대해 분석하였다. 블레이드의 파손원인과 그 거동은 다양하지만 크게 일시파단과 피로파손의 두가지 형태로 나뉘어진다. 이 논문에서는 전체 거동은 일시파단으로 진행되고 일부 피로 파손된 블레이드에 대해 기술하였고, 특히 고온에서의 블레이드 손상거동을 분석하므로써 사례의 하나로 제시하고자 한다. 분석한 블레이드는 니켈기 초내열 합금으로 외관, 재질, 미세조직, 고온 크리프 특성, 파단면 형상을 각각의 분석장비를 활용하여 손상원인과 거동을 확인하였고, 원재질에서 재현하였다. 고온에서 니켈 합금은 ${\gamma}^{\prime}$ 형상이 변형되고 조직변형(Alloy Depletion)구간이 관찰되며 재질의 기계적 성질, 물성치 등이 저하되고 연화되어 장시간 운용 시 파손될 수 있다. 니켈합금은 고온특성이 좋으나 함유되는 미량원소에 따라 그 물성치가 다양하므로 니켈합금이라 하여도 그 목적에 맞는 세분화된 소재를 사용해야한다.
항공기 엔진을 구성하는 부품 중 하나인 블레이드의 파손에 대해 분석하였다. 블레이드의 파손원인과 그 거동은 다양하지만 크게 일시파단과 피로파손의 두가지 형태로 나뉘어진다. 이 논문에서는 전체 거동은 일시파단으로 진행되고 일부 피로 파손된 블레이드에 대해 기술하였고, 특히 고온에서의 블레이드 손상거동을 분석하므로써 사례의 하나로 제시하고자 한다. 분석한 블레이드는 니켈기 초내열 합금으로 외관, 재질, 미세조직, 고온 크리프 특성, 파단면 형상을 각각의 분석장비를 활용하여 손상원인과 거동을 확인하였고, 원재질에서 재현하였다. 고온에서 니켈 합금은 ${\gamma}^{\prime}$ 형상이 변형되고 조직변형(Alloy Depletion)구간이 관찰되며 재질의 기계적 성질, 물성치 등이 저하되고 연화되어 장시간 운용 시 파손될 수 있다. 니켈합금은 고온특성이 좋으나 함유되는 미량원소에 따라 그 물성치가 다양하므로 니켈합금이라 하여도 그 목적에 맞는 세분화된 소재를 사용해야한다.
The fracture of a turbine blade of aerospace engine is presented. Although there are a lot of causes and failure modes in blades, the main failure modes are two ways that fracture and fatigue. Degradation of blade material affects most failure modes. Total propagation of failure in this study specif...
The fracture of a turbine blade of aerospace engine is presented. Although there are a lot of causes and failure modes in blades, the main failure modes are two ways that fracture and fatigue. Degradation of blade material affects most failure modes. Total propagation of failure in this study specifies failure of fracture type. Some section appears fatigue mode. Especially since this study describes analysis of failure for blade in high temperature, it can be a case in point. Analysed blade is Ni super alloy. Investigations of blade are visual inspection, material, microstructure, high temperature stress rupture creep test, analysis and fracture surface, etc. The root cause for fracture was stress rupture due to abnormal thermal environment. Thermal property of Ni super alloy is excellent but if each chemical composition of alloys are different due to change mechanical properties, selection of material is very important.
The fracture of a turbine blade of aerospace engine is presented. Although there are a lot of causes and failure modes in blades, the main failure modes are two ways that fracture and fatigue. Degradation of blade material affects most failure modes. Total propagation of failure in this study specifies failure of fracture type. Some section appears fatigue mode. Especially since this study describes analysis of failure for blade in high temperature, it can be a case in point. Analysed blade is Ni super alloy. Investigations of blade are visual inspection, material, microstructure, high temperature stress rupture creep test, analysis and fracture surface, etc. The root cause for fracture was stress rupture due to abnormal thermal environment. Thermal property of Ni super alloy is excellent but if each chemical composition of alloys are different due to change mechanical properties, selection of material is very important.
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문제 정의
그럼에도 불구하고 파손은 일어나며 이러한 파손들은 발전소는 압축기의 파손양상과 다르게 비교될 수 있다. 고온에서 사용되는 니켈기 초내열합금의 특징에 대한 문헌과 다른 산업의 블레이드 파손 형태의 내용을 참고하여 분석 및 개선방향을 제시해 본다. 그리고 이런 사례연구가 지속되어 항공기의 취약점이 보완되길 기대해 본다.
엔진에 구성되는 각 부품들이 모두 중요하겠지만 그 중에서도 엔진에서 가장 높은 온도에서 작동되어지는 연소부와 고압터빈부의 구성품인 블레이드에 대해 분석하였다. 그 중 1단계 터빈블레이드의 파손원인분석을 수행하였고, 그 사례를 바탕으로 정보를 공유하고 분석능력을 향상시키는 데 기여하고자 한다. 분석은 거시적인 외관분석을 통해 원인을 유추하고, 미세조직분석, 화학성분분석 및 파면분석을 통해 재질의 특성을 이해하며, 고온에서 운용되는 환경과 유사하게 실험 조건을 설정하여 응력파단 고온 크리프시험을 재현하므로써 파손원인에 대해 재발방지할 수 있는 대책, 개선사항을 도출하였다.
고장탐구나 손상원인분석의 보고서 또는 논문에서는 주로 육안검사를 통해 파손이 진행된 형태를 확인하고 현미경을 통한 관찰과 절단하여 소재적인 문제가 있는 지 분석을 진행하는 것이 일반적이다. 본 논문에서는 고장탐구를 통한 원인분석뿐 아니라 그 분석에 대해 손상모드를 재현하므로써 결과를 증명하고 그 결과에 대해 개선, 보완할 수 있는 방향을 제시할 것이다.
제안 방법
ASTM E8/E8M-16a에 따라 Fig. 4와 같이 판재 시험편 형상으로 가공 후 ATS 제조사의 2410 Lever-Arm 모델의 시험장비로 시행하였다. Table 3과 같이 약 982°C에서 151MPa의 하중을 지속한 결과 약 41시간이 경과하였을 때 파단이 발생하였고 Ni Alloy의 규격보다 약 35% 낮은 수준이었다.
미세조직 검사는 Fig. 10처럼 블레이드를 채취하여 재료의 열화 및 약화정도에 대해 손상된 1번 블레이드, 인접한 2번 블레이드와 신품으로 장착된 이력이 있는 31번 블레이드에 대해 1번 블레이드의 손상위치와 유사한 장착부(Dovetail)와 열화정도 확인을 위한 곡면부(Airfoil)을 절단하여 실시하였다. 채취한 시료를 연마 후 켈링스(Kallings) 부식액으로 부식시키고 광학현미경을 이용하여 미세조직 검사를 실시하였다.
그 중 1단계 터빈블레이드의 파손원인분석을 수행하였고, 그 사례를 바탕으로 정보를 공유하고 분석능력을 향상시키는 데 기여하고자 한다. 분석은 거시적인 외관분석을 통해 원인을 유추하고, 미세조직분석, 화학성분분석 및 파면분석을 통해 재질의 특성을 이해하며, 고온에서 운용되는 환경과 유사하게 실험 조건을 설정하여 응력파단 고온 크리프시험을 재현하므로써 파손원인에 대해 재발방지할 수 있는 대책, 개선사항을 도출하였다. 이러한 분석을 통해 결국 고온에서 지속적으로 신뢰성을 가지기 위해서는 설계적으로 응력이 집중되는 부분에 대한 보강과 소재적인 보완 등이 이루어져야 한다는 것이 중요하다는 결론을 얻을 수 있었다.
그럼에도 불구하고 결함이나 파괴가 발생되어지고, 그 것을 보완하기 위해 끊임없이 분석과 연구가 이루어지고 있다. 엔진에 구성되는 각 부품들이 모두 중요하겠지만 그 중에서도 엔진에서 가장 높은 온도에서 작동되어지는 연소부와 고압터빈부의 구성품인 블레이드에 대해 분석하였다. 그 중 1단계 터빈블레이드의 파손원인분석을 수행하였고, 그 사례를 바탕으로 정보를 공유하고 분석능력을 향상시키는 데 기여하고자 한다.
10처럼 블레이드를 채취하여 재료의 열화 및 약화정도에 대해 손상된 1번 블레이드, 인접한 2번 블레이드와 신품으로 장착된 이력이 있는 31번 블레이드에 대해 1번 블레이드의 손상위치와 유사한 장착부(Dovetail)와 열화정도 확인을 위한 곡면부(Airfoil)을 절단하여 실시하였다. 채취한 시료를 연마 후 켈링스(Kallings) 부식액으로 부식시키고 광학현미경을 이용하여 미세조직 검사를 실시하였다.
대상 데이터
본 논문에서 연구한 항공기 엔진의 1단계 터빈 블레이드는 총 102개의 블레이드로 구성되어 블레이드의 장착부분이 터빈디스크에 가공된 홈에 결합되는 구조이다. 블레이드의 파단은 Fig.
이론/모형
ASTM E8/E8M-16a 기준에 따라 20 mm 변형게이지를 적용하여 MTS(10ton 용량) 장비를 활용하여 실시하였다. 시험편 형상은 Fig.
파손된 블레이드의 화학성분 분석은 X-선 형광분석장비(XRF : X-Ray Flourescence Spectrometry)를 이용하여 정량분석 실시하였고, 분석결과는 Table 1과 같다. 블레이드는 니켈기 초내열합금이며 일부 원소를 첨가시켜 개량화한 것으로 판단된다.
성능/효과
(1) 파단된 블레이드는 입계균열 및 수지상간 파단, 피로균열로 진행되었고, 응력파단 고온 크리프시험에서 재현한 파면과 유사한 형태로 이들은 고온에서 장시간 노출되어 파단된 형태인 것을 알 수 있었다.
(1) 화학성분 분석결과 블레이드의 재질은 니켈기 초내열합금으로 확인되었으며, 강도 시험결과 블레이드의 재질은 항복 및 인장강도는 규격과 유사하였으나 기준치보다 다소 낮은 것을 확인할 수 있었다.
(2) 건전한 블레이드의 미세조직은 조직변형(Alloy Depletion)이 거의 확인되지 않거나 협소한 구간에서 확인되지만 파단된 블레이드는 조직변형(Alloy Depletion)이 뚜렷하게 확인되었고, 변형(Depletion)구간 및 그 주변의 미세조직에서 니켈기 초내열합금에서 확인되는 γ'이 변형, 손상되어 관찰되지 않음을 알 수 있었다.
(2) 블레이드가 고온에서 장시간 사용되므로 고온특성을 확인하고자 응력파단 고온 크리프시험을 수행한 결과, 기준온도와 하중에서의 파단 시간은 41시간으로 기준 66시간의 2/3수준으로 확인되었다.
(3) 마이크로비커스 경도기를 통해 경도를 측정한 결과 평균 372HV로 기준치를 다소 미달됨을 확인하였다.
ASTM E384 기준에 따라 Akashi 제조사의 MVK-H1모델 마이크로비커스장비를 사용하여 5회 측정한 결과 평균 372HV로 기준치보다 다소 낮은 수준이었다. 이것은 블레이드가 고온에 장시간 노출되어 재질이 연화된 것으로 판단된다.
또한 주사전자현미경으로 조직 분석한 결과 Fig. 13과 Fig. 14처럼 Ni Alloy에서 확인되는 육면체 또는 사면체 γ' 조직이 고온에 적게 노출된 31번 블레이드에서 관찰할 수 있으나 1번, 2번 블레이드에서는 γ'이 변형(Depletion)되어 관찰되지 않거나 원형 또는 다각형으로 변형된 것을 확인할 수 있다.
버드스트라이크나 외부물질에 의해 항복강도 이상의 하중 또는 외력이 발생하여 한 번에 파손이 일어나는 일시파단의 형태와 인장과 압축응력이 지속적으로 발생하여 저주기피로나 고주기피로에 의해 파단되는 피로파손이다. 분석된 블레이드의 파손형태는 고온고열에 의해 피로가 진행된 후금속의 물성치가 외력을 견디지 못해 이후 순간적으로 파단되어 두 가지 파손양상을 모두 띄고 있는 것으로 보인다.
블레이드의 표면은 열화로 인해 변색된 것으로 보여지고 변색된 표면에 침착된 성분을 확인하고자 단면을 절단하여 표면층과 내부 모재의 EDS 성분분석을 실시한 결과 Fig. 2와 같이 알루미늄(Al), 산소(O)가 검출되었다. 이러한 성분은 Blade가 고온에 의해 산화됨에 따라 산소가 알루미늄과 결합하여 알루미늄산화물 형태로 존재하는 것으로 판단된다.
ASTM E8/E8M-16a 기준에 따라 20 mm 변형게이지를 적용하여 MTS(10ton 용량) 장비를 활용하여 실시하였다. 시험편 형상은 Fig. 3과 같이 봉재 인장시험편으로 시험하였으며 시험결과 Table 2에서 항복강도와 인장강도, 연신율이 규격에 명시된 기준치와 유사한 것이 확인되었으나 다소 만족하는 수준은 아닌 것으로 확인되었다.
이것은 Blade가 982°C보다 높은 온도에서 사용되어 고온특성이 저하된 것으로 판단된다. 온도나 파단강도, 연신율은 규격과 대비하여 만족하는 수준으로 확인이 되었으나 파단시간은 2/3 수준으로 확인된다.
분석은 거시적인 외관분석을 통해 원인을 유추하고, 미세조직분석, 화학성분분석 및 파면분석을 통해 재질의 특성을 이해하며, 고온에서 운용되는 환경과 유사하게 실험 조건을 설정하여 응력파단 고온 크리프시험을 재현하므로써 파손원인에 대해 재발방지할 수 있는 대책, 개선사항을 도출하였다. 이러한 분석을 통해 결국 고온에서 지속적으로 신뢰성을 가지기 위해서는 설계적으로 응력이 집중되는 부분에 대한 보강과 소재적인 보완 등이 이루어져야 한다는 것이 중요하다는 결론을 얻을 수 있었다.
이상의 검사결과를 토대로 블레이드가 파손된 원인은 장시간 고온노출로 인한 파단(High Temperature Stress Rupture)으로 판단된다. 니켈기 초내열합금의 경우 고온특성이 좋아 항공기 엔진에 주로 사용되는 재질인데 이런 재질은 함유되는 미량원소에 따라 소재와 그 특성의 차이가 발생되므로 고온에 따른 내열화성 강화에 유연하게 반응할 수 있을 것으로 판단된다.
주사전자현미경을 활용하여 최초 파손 시작점(Origin)과 마지막 파단구간을 관찰한 결과 볼록한 면(Convex)쪽은 시작점에서 국부적으로 피로 손상이 나타난 후 입계와 수지상을 따라 균열이 진행되는 것을 확인할 수 있고, 오목한 면(Concave) 쪽은 피로손상이 진행된 후 최종구간에서 일시파단되었다. Fig.
현미경을 활용하여 1단계 터빈 블레이드의 파손된 1번째 블레이드의 파단면을 관찰한 결과 Fig. 5처럼 볼록한 면(Convex)쪽과 오목한 면(Concave)쪽의 파면양상이 다르게 나타나는 것을 확인할 수 있었다. 볼록한 면(Convex)쪽은 고온손상형태의 입계파단(IGF : Inter Granular Fracture)과 수지상간파단(IDF : Inter Dendritic Fracture)의 양상이 확인되고, 오목한 면(Concave)쪽은 피로파손형상이 확인된다.
후속연구
이것은 장시간 고온에 사용된 블레이드이기 때문에 강도나 연신율 등이 저하되었을 수 있고, 따라서 주기적으로 블레이드를 교체하거나 강도가지속적으로 유지되는 재질을 사용하는 것이 좋다는 결론이 될 수 있다. 강이나 주철과 같이 상항복점이나 하항복점이 나타나는 곡선의 재질이라면 피로파면에서 뚜렷한 피로줄무늬(Striation, Beach Mark)를 확인할 수 있을 것이다. 하지만 니켈합금의 경우에는 하항복점이 없는 곡선형태이므로 파면에서의 피로줄무늬는 철계보다 뚜렷하지 않을 것이다.
고온에서 사용되는 니켈기 초내열합금의 특징에 대한 문헌과 다른 산업의 블레이드 파손 형태의 내용을 참고하여 분석 및 개선방향을 제시해 본다. 그리고 이런 사례연구가 지속되어 항공기의 취약점이 보완되길 기대해 본다.
물론 설계변경시 구조해석 등을 통해 응력구조를 확인하는 것이 선행되어져야 한다. 또한 주기적인 정비나 열처리, 표면코팅 등을 통해서도 블레이드의 파손을 방지하기 위한 개선 및 신뢰도 향상방안이 될 수 있을 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
블레이드의 파손원인의 주요한 2가지 요소는?
항공기 엔진을 구성하는 부품 중 하나인 블레이드의 파손에 대해 분석하였다. 블레이드의 파손원인과 그 거동은 다양하지만 크게 일시파단과 피로파손의 두가지 형태로 나뉘어진다. 이 논문에서는 전체 거동은 일시파단으로 진행되고 일부 피로 파손된 블레이드에 대해 기술하였고, 특히 고온에서의 블레이드 손상거동을 분석하므로써 사례의 하나로 제시하고자 한다.
터빈이 열에 의한 손상, 피로, 크리프 등에 취약한 이유는?
항공기엔진의 터빈에서는 연소과정에서 발생한 고온, 고압의 연소가스가 터빈을 지나면서 기계적인 동력을 생산하는 역할을 하고, 압축기와 반대의 과정이 일어나는 구간으로, 터빈을 통과하는 공기가 가속, 팽창하여 압력이 낮아지고 이때 공기가 가진 에너지가 터빈의 회전동력으로 전달된다. 따라서 터빈은 연소를 마친 고온, 고압의 가스가 직접적으로 충돌하여 열에 의한 손상, 피로, 크리프 등에 취약하다.
항공기엔진의 터빈이란?
항공기엔진의 터빈에서는 연소과정에서 발생한 고온, 고압의 연소가스가 터빈을 지나면서 기계적인 동력을 생산하는 역할을 하고, 압축기와 반대의 과정이 일어나는 구간으로, 터빈을 통과하는 공기가 가속, 팽창하여 압력이 낮아지고 이때 공기가 가진 에너지가 터빈의 회전동력으로 전달된다. 따라서 터빈은 연소를 마친 고온, 고압의 가스가 직접적으로 충돌하여 열에 의한 손상, 피로, 크리프 등에 취약하다.
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